JP2004211558A

JP2004211558A - ガスタービン燃焼器及び燃料噴射ノズルとガスタービン燃焼器の燃料噴射方法

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Publication number: JP2004211558A
Application number: JP2002378873A
Authority: JP
Inventors: Kazuyuki Ito; 和行伊藤; Shohei Yoshida; 正平吉田; Yoshitaka Hirata; 義隆平田; Tomoya Murota; 知也室田; Isao Takehara; 勲竹原; Toshibumi Sasao; 俊文笹尾
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2002-12-27
Filing date: 2002-12-27
Publication date: 2004-07-29
Anticipated expiration: 2022-12-27
Also published as: JP3960222B2

Abstract

【課題】ガスタービン燃焼器用デュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルにおいて、エアアシスト形液体燃料噴射ノズル等に適用される大容量圧縮機や熱交換器等の大規模な設備を設けずに点火から昇速途中までの燃焼安定性を図ると共に、燃料供給ポンプの吐出圧力を低減する。
【解決手段】メインノズルの上流側に配置した加圧弁の下流側に空気を導入する配管を接続して点火から昇速途中まで空気を導入する。また、燃料噴射ノズルの外側に旋回器を配置して燃焼空気を旋回させると共に、該燃料噴射ノズルの燃焼室側先端に接して燃焼空気を旋回させるようにした。
【選択図】図２

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン燃焼器及びその燃料噴射ノズルとガスタービン燃焼器の燃料噴射方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービン燃焼器で液体燃料を燃焼させる際の燃料の微粒化技術として、デュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルを用いる技術が挙げられる（特許文献１参照）。このノズルは点火時やそれに続く暖機・昇速過程における燃料流量が少ない条件でもパイロットノズルから噴射される燃料の供給圧力を大きくして圧力噴霧により燃料の微粒化を図り、これらの過程における燃焼安定性を図るものである。また、パイロットノズルの外周側に同心状にメインノズルを配置している。
【０００３】
【特許文献１】
特開２０００−３２０８３６号公報
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
デュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルでは、メインノズルへの燃料供給を開始してからは、燃焼室へ噴射される燃料流量の大部分はメインノズルが受け持つ。したがって、主にメインノズルのノズル圧力が燃料供給圧力を決めることになる。しかし、パイロットノズルの微粒化を図るためにパイロットノズルの差圧（ノズル圧力と燃焼室内圧との圧力差）を大きくし、また、加圧弁のクラック圧を大きくすると、この加圧弁圧力がメインノズルのノズル圧力に加えられることになるから、燃料供給圧力は必然的に大きくなり、燃料供給ポンプの吐出圧力を大きくする必要がある。よって、それに伴い設備が大型化し、経済性が低下する。また、微粒化を図るためにパイロットノズルのノズル圧力を増加させることはノズルオリフィスの噴出口面積を小さくすることにつながり、信頼性の確保や品質管理の容易さの観点から望ましく無い方向になる。
【０００５】
本発明の目的は、デュアルオリフィス形燃料噴射ノズルにおいて、燃料の微粒化、及び、設備の簡略化を図ることである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記の課題を解決するために、本発明は、燃料を噴出するパイロットノズルと、前記パイロットノズルの外周に配置され、燃料を噴出するメインノズルとを備え、前記メインノズルに加圧弁を設けたガスタービン燃焼器であって、該メインノズルに空気を導入する手段を設けたことを特徴とする。
【０００７】
【発明の実施の形態】
本発明に関わる、メインノズルの供給流路に空気を導入する手段を設けたデュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルは、図３に示すようなガスタービン燃焼器に組み込まれて使用されるものである。ガスタービン燃焼器で液体燃料を燃焼させる際の重要な課題の一つは燃料の微粒化である。微粒化特性の悪い燃料噴射ノズルを使用した場合、ガスタービンの起動時において、着火不良や未燃燃料による白煙の発生が生じる可能性が高くなり、また、すすの発生やガスタービン構成部材の局所的なメタル温度上昇が問題となる可能性が生じる。そこで、本発明に関わるデュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルは、燃料噴射口に達する燃料流路がパイロット燃料とメイン燃料に分かれており、燃料を燃焼室に噴出するためのノズルオリフィスもパイロットノズルとメインノズルとに別れているものである。これらのノズルオリフィスはパイロットノズルが内側になるように同心状（環状）に配置されて燃料噴出口に近接して構成される。メインノズルの上流側には加圧弁が配置されており、燃料流量が小さく、したがって燃料供給圧力が小さい時にはパイロット燃料のみが燃料噴射口から噴射され、燃料流量が大きくなり燃料供給圧力がある設定した圧力（クラック圧）に到達すると加圧弁が開き、パイロット燃料とメイン燃料の両方が燃料噴射口から噴射される。パイロット燃料とメイン燃料は燃料噴射口から噴出する際に混合する。それぞれのノズルオリフィスに到達する前にノズル内で燃料は旋回させられ、燃料噴射口から噴射角を持った微粒液滴となって燃焼室内に噴射される。本発明は、デュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルにおいて意図されている点火時やそれに続く暖機・昇速過程での燃料の微粒化に関し、空気流れのせん断力による微粒化方式を併用して当該過程における燃料の微粒化を更に向上するための新たな提案をするものである。
【０００８】
クラック圧について説明する。燃料流量が小さく、したがって燃料供給圧力が小さい時にはパイロット燃料のみが燃料噴射口から噴射され、燃料流量が大きくなり燃料供給圧力がある設定した圧力に到達すると加圧弁が開き、パイロット燃料とメイン燃料の両方が燃料噴射口から噴射される。この加圧弁が開く時のノズル差圧をクラック圧と定義している。
【０００９】
まず、図３により本発明に関わるガスタービン燃焼器の実施例を説明する。本実施例のガスタービン燃焼器２は、図示しないガスタービンの周囲に複数缶配置される。各燃焼器２は、少なくとも燃料噴射ノズル１と燃焼室ライナ３を有する。燃焼室ライナ３には、燃焼空気を噴出するための燃焼孔４ａ，４ｂ，４ｃ，４ｄが配置される。ただし、燃焼孔４ａ，４ｂ，４ｃ，４ｄの個数及び配置も特には限定されない。
【００１０】
燃焼用空気１０は、図示しない圧縮機から燃焼器２に供給される。そして、燃焼室ライナ３に沿って流れる過程で燃焼孔４ａ，４ｂ，４ｃ，４ｄから燃焼室ライナ３内に流入する。また、燃焼用空気１０の一部１０ａは、燃料噴射ノズル１の近傍に到達する。燃料噴射ノズル１には空気旋回器８０が配置されており、この部分からも燃焼用空気１０ａが噴出する。
【００１１】
液体燃料は、パイロット燃料２０ａとメイン燃料２０ｂが燃料噴射ノズル１に供給され、燃焼室５内に噴射される。パイロット燃料２０ａとメイン燃料２０ｂの配管は、上流側で接続されている。燃焼室５内では、前述した燃焼用空気１０により循環流が形成されており、噴射された液体燃料２０ａ，２０ｂと混合して安定した拡散燃焼火炎が形成される。燃焼室５から排出された燃焼ガスは図示しないタービンに送られ、タービンを駆動する。
【００１２】
デュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルの構成においては、パイロットノズルのノズルオリフィス噴口面積をメインノズルよりも小さくし、燃料流量に対するノズル差圧（ノズル圧力と燃焼室内圧との圧力差）を大きくしている。なお、オリフィス形状とは、流路が進むほど流路断面積が狭くなる形状を示す。燃料噴出口から噴射される燃料の粒径はノズル差圧が大きいほど小さくなる傾向があるから、パイロットノズルから噴出する燃料液滴の粒径はメインノズルからの燃料液滴よりも小さくなる。
【００１３】
一方、ガスタービン燃焼器の点火時及びそれに続く暖機時においては特に微細な粒径の燃料が燃焼室に噴射されている必要がある。これは、燃焼空気温度が低い点火時において燃料の粒径が大きいと、たとえ点火栓によって点火栓周囲の燃料を着火できたとしても、可燃燃料蒸気が周囲に十分に存在しないことから火炎伝播せず、点火栓の作動を停止すれば火炎は吹き消えることによる。また、暖機時において点火時燃料流量よりも小さい燃料流量で運用する場合、燃料の粒径が大きいと火炎が安定に形成されるために必要な保炎領域への可燃燃料蒸気の供給が不十分になることから火炎が吹き消える可能性が高くなる。
【００１４】
これら想定される不具合に対処するため、デュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルにおいては、パイロットノズルの燃料噴出圧力を大きくして燃料の微粒化を図るようにしている。点火及び暖機過程が終了し、タービン回転速度が上昇する昇速過程に入ると燃焼空気流量と燃料流量及び燃焼空気温度が上昇するから、保炎領域への可燃燃料蒸気の供給量が増加する。このような状態でメインノズル上流側に配置した加圧弁が開となるように設定し、メインノズルに燃料を供給するようにすると、メインノズルから大きな粒径の燃料液滴が噴出するが火炎が吹き消えることは無い。メインノズルへの燃料供給が開始してからは、燃焼室へ噴射される燃料流量の多くの部分はメインノズルが受け持つ。したがって、主にメインノズルのノズル圧力が燃料供給圧力を決めることになる。しかし、パイロットノズルの微粒化を図るためにパイロットノズルの差圧を大きくし、また、加圧弁の設定圧力（クラック圧）を大きくすると、この加圧弁圧力がメインノズルのノズル圧力に加えられることになるから、燃料供給圧力は必然的に大きくなり、燃料供給ポンプの吐出圧力を大きくする必要がある。また、微粒化を図るためにパイロットノズルのノズル圧力を増加させることはノズルオリフィスの噴出口面積を小さくすることにつながり、信頼性の確保や品質管理の容易さの観点から望ましく無い方向になる。
【００１５】
上述のデュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルにおける課題を解決する方策の一つとして、エアアシスト形液体燃料噴射ノズルの採用が上げられる。このノズルは、ノズル内にアシスト空気を導入して空気のせん断力によって燃料の微粒化を図るものである。この方式によれば、燃料供給圧力がデュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルよりも小さい状態で微細な粒径で燃料噴出が可能となる。したがって、ノズル噴出口面積を比較的大きくできる。また、本方式においては、デュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルに比べて、コーン状（円錐面）に噴出する燃料噴流の外側に微細な粒径の部分が形成され易い傾向があり、このため点火・暖機時における火炎吹き消えに対し強い耐性を示す。さらに、デュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルに比べて燃料性状による粒径や噴霧角等の微粒化特性に及ぼす影響が小さい特徴を有する。このように、エアアシスト形液体燃料噴射ノズルはデュアルオリフィス形液体燃料噴射ノズルと比較して多くの優れた特性を有するが、噴射ノズルにアシスト空気を供給するための圧縮機が必要である点が問題となる。また、アシスト空気用圧縮機の圧力比を大きくしないために、ガスタービン圧縮機の吐出空気を一部バイパスさせた空気を昇圧するのが一般的であるが、この際、条件によっては例えば４００℃近い高温の空気を１００℃程度にまで冷却する必要がある。これは、アシスト空気用圧縮機及び燃料噴射ノズルの温度に対する要求仕様を満足させるための措置である。アシスト空気流量は燃焼器に流入する全燃焼空気流量の１〜２％程度になる場合もあるから、冷却用の熱交換設備は比較的大規模なものになる。これらのことから、エアアシスト形液体燃料噴射ノズルには、アシスト空気を噴射ノズルに供給する設備が大規模になる問題がある。
【００１６】
（第１の実施例）
第１の実施例の燃料噴射ノズル１の詳細を図１で説明する。前述のように、燃料噴射ノズル１には空気旋回器８０が配置されており、この部分から燃焼用空気１０ａが噴出する。燃料噴射ノズル１の液体燃料流路は、パイロットノズル流路３０とメインノズル流路４０とに分かれている。パイロットノズル流路３０は、旋回器３１を介して燃料噴射ノズルの端面６の軸中心に開口部３２を有している。一方、メインノズル流路４０は、旋回器４１を介して燃料噴射ノズル１の端面６に開口部４２を有している。メインノズルの開口部４２はパイロットノズルの開口部３２の外側であり、両者の開口部は同心状（環状）である。また、両者の開口部に至る燃料流路はオリフィス形状となっている。メインノズル流路４０の上流側には加圧弁５０が配置される。そして、加圧弁５０とメインノズル流路４０の間に空気１５を導入するための導入空気流路６０が接続される。燃料噴射ノズル１には、燃料ガス供給口と燃料ガス噴射口を設けて燃焼室５へ燃料ガスを噴射することも可能であり、図１には燃料ガス供給口７０と燃料ガス用のマニホールド７１も記述されている。
【００１７】
なお、導入空気流路６０を接続する位置について説明する。導入空気流路６０を加圧弁５０の上流側に接続した場合、空気１５はメインノズルに流れずにパイロットノズルに導入してしまう。導入空気流路６０を加圧弁５０の下流側に接続することで、メインノズルへ空気を流すことが可能となる。以上の理由から、導入空気流路６０は加圧弁５０とメインノズル流路４０の間に設置することが望ましい。
【００１８】
次に、燃料噴射ノズル１の作用・効果について説明する。パイロットノズル流路３０とメインノズル流路４０は、パイロットノズル流路３０が内側になるように同心状（環状）に配置されて燃料噴出口に近接して構成される。この構造により、パイロットノズル圧が大きくてもメインノズル流路４０の噴出口に作用する圧力に及ぼす影響は少ないことから、メインノズルに比較的小さい圧力で空気１５を導入することが可能である。例えば、ノズル圧を１ＭＰａとしてパイロットノズルに燃料を供給しても、メインノズルに０.１ＭＰａ程度の圧力で空気１５を導入することができる。ただし、ノズル圧はそれぞれのノズル噴出口面積及び流量にも依存するのは当然である。第１の実施例は、このようにしてメインノズルに空気を導入するとパイロットノズルから噴出する燃料の微粒化が促進され、点火から昇速の途中までの燃焼安定性が改善されることを見出して提案するものである。発明者等による検討によれば、これらのガスタービン運転条件における燃焼器に流入する全燃焼空気流量の０.１％程度の空気流量でメインノズルに空気を導入しても、ノズル噴出口からコーン状（円錐面）に噴出する燃料噴流の外側に微細な粒径の部分が形成されることが分かった。これは前述のエアアシスト形燃料噴射ノズルの場合と同様の作用によって、高速空気流れによるせん断力によって燃料液滴の微粒化が促進されているものと考えられる。また、第１の実施例においては、エアアシスト形燃料噴射ノズルの場合とは異なり、パイロットノズルである程度の微粒化ができていることから、メインノズルに供給する空気流量は少なくて良く、大容量の圧縮機は必要無い。また、噴霧空気を冷却する必要が無く、大規模な熱交換器は不要である。つまり、設備の簡略化が図れる。さらに、第１の実施例によればパイロット燃料の微粒化を改善できることから、パイロットノズルのノズル圧及び加圧弁５０の設定圧力を低減できる。これは、ノズル圧の低下により圧力噴霧による微粒化特性が悪くなっても、前述のようにメインノズルから噴出する空気１５による微粒化がこれを補って保炎領域への可燃燃料蒸気の供給が促進されることから、点火から昇速途中までの燃焼安定性が悪化しないことによる。前述のように、加圧弁５０の設定圧力は燃料供給ポンプの吐出圧力を決定する主要因子の一つであるから、設定圧力の低減により燃料供給ポンプの吐出圧力が低減でき、また所要動力を低減できる。
【００１９】
次に、第１の実施例の燃料噴射ノズル１を備えたガスタービンにおける運用方法について説明する。ガスタービンの起動指令に対応して、導入空気流路６０に空気１５を導入する。空気圧力は、メインノズル流路４０での圧力が０.０５から０.５ＭＰａとなる範囲にすることが望ましい。この範囲よりも低い圧力であると、燃焼器缶毎に導入空気１５の流量のバラツキが大きくなる可能性が高くなる。また、この範囲よりも高い圧力であると導入空気流量が大きくなり、大容量の空気圧縮機が必要となる。供給空気圧力は、この圧力に導入空気流路６０に至る配管圧損及びフィルタ，弁等の圧損と余裕を考慮して決められる。空気の供給には、ディーゼルあるいはモータ駆動の圧縮機、あるいはガスタービン回転軸にベルトあるいはギアで連結されて駆動される圧縮機等が使用でき、特には限定されない。また、吸入空気も大気から直接導入しても良いし、あるいはガスタービン圧縮機の中間段から抽気しても良い。後者の場合には、インレットフィルタを通過しているからある程度大気中の浮遊固形物が除去され、また、大気圧より圧力が高いので、その分所要圧縮機動力が少なくなる。しかし、大気中の浮遊固形物の除去に関しては、フィルタ等を別個に配置してより確実にするのが望ましい。
【００２０】
前記の起動指令から制御設定条件が成立すると、点火栓が作動しパイロットノズル流路３０に燃料２０ａが供給される。パイロット燃料２０ａは、旋回器３１を通過して旋回運動が付与され、開口部３２から噴射すると共に微細液滴となる。この時、メインノズルの開口部４２から空気１５が高速で噴出しているため、燃料液滴はさらに微粒化される。パイロット燃料２０ａを噴霧する角度(噴霧角)は、６０〜７０°程度になるようにパイロットノズル形状を設計する。そして、メインノズルへ空気を導入すると、メインノズル開口部４２から噴出する空気は半径方向には殆ど広がらず、ほぼ軸方向への噴射となる。したがって、パイロット燃料２０ａの実質的な噴霧角は例えば３０°程度にまで減少してしまう。これは、パイロットノズルを噴出する燃料液滴の遠心力がメインノズルからの軸方向空気噴流により抑制されたと解釈できる。メインノズルの旋回器とオリフィス形状も、燃料液滴が噴出後に遠心力が働くように設定されているが、メインノズルに空気を導入する場合には、密度が小さいために噴霧角を維持するのに十分な遠心力は生じない。このようにパイロット燃料の噴霧角を６０〜７０°程度に設計したとしても、空気の導入で実質的には大幅な噴霧角の減少となる。噴霧角の減少は点火不良や保炎領域からの火炎の喪失を招く恐れを生じる。そうなると、暖機条件で燃料流量を減少させた時に火炎が吹き消える可能性が増大する。そこで、第１の実施例においては、燃料噴射ノズル１の外側に旋回器８０を配置している。旋回器８０は燃焼器に流入する燃焼空気の２〜５％が流れるように構成されている。旋回手段としては、ガスタービン燃焼器で使用される通常の旋回器で良いが、パイロットノズルから噴出した燃料２０ａとメインノズルから噴出した空気１５の混合噴流が半径方向に十分に広がる構成になっていることが望ましい。また、旋回器８０の噴出口８１は、燃料噴射ノズル１の軸中心方向に向いている。このように配置すると、旋回器８０から噴出した燃焼用空気１０ａは一旦中心に向かうが、直ぐに半径方向に広がる。この時、燃料噴射ノズル１から噴出したパイロット燃料２０ａと導入空気１５も同伴するから、パイロット燃料２０ａの実質的な噴霧角を設定値の６０〜７０°の範囲に収めることが可能となる。したがって、メインノズルへの導入空気による微粒化の効果が維持され、更に燃焼安定性も向上する。容易に予想されるように、燃料噴霧角は旋回器８０の角度や燃焼用空気１０ａの流量に左右される。しかし、パイロットノズル噴出口３２からコーン状（円錐面）に噴出する燃料噴流の外側に、メインノズル開口部４２から噴出する空気１５の効果によってパイロット燃料２０ａの微粒化が図れたことから、点火特性に及ぼす旋回器８０の影響は比較的小さい。即ち、燃料噴射ノズル１の外側に配置される旋回器８０は、噴出口８１が燃料噴射ノズル１の軸中心方向に対して平行かあるいは軸中心方向に向かっていれば特には限定されない。
【００２１】
ここで、メインノズル流路４０に空気１５を導入することでパイロット燃料２０ａの微粒化が図れたことから、パイロット燃料流量に対するパイロットノズル圧を小さくし、さらにメインノズル上流側に配置される加圧弁５０の設定圧力を小さくすることが可能となる。例えば、パイロットノズルオリフィスによる圧力噴霧だけでパイロット燃料２０ａの微粒化を図る時には加圧弁５０の設定圧力を１.４ＭＰａ程度にしなければ、点火・暖機時の燃料微粒化を促進したことによる燃焼安定性が得られない場合でも、メインノズル流路４０に空気１５を導入することで、加圧弁５０の設定圧力を０.７ＭＰａ以下としても、燃料の微粒化及び燃焼安定性を同等以上に向上させることが可能である。加圧弁５０での設定圧力はメインノズルに燃料２０ｂが供給開始されるとそのまま圧力損失となるから、設定圧力の低減により、燃料供給ポンプの吐出圧力を低減できることになる。
【００２２】
導入空気流路６０への空気１５の導入は、ガスタービンの点火から昇速途中まで実施されるのが望ましい。こうすることで、ガスタービンが点火から暖機に移行する時にパイロット燃料２０ａの流量が減少しても燃料液滴の微粒化が図れていることから燃焼安定性が得られ、火炎が吹き消えることは無い。導入空気流路６０への空気１５の導入を停止する具体的なタイミングは、パイロット燃料20ａの流量に対する加圧弁５０上流側の燃料供給圧力とメインノズル流路４０の圧力の変化傾向，導入空気１５の空気供給圧力，加圧弁５０の設定圧、等から決定される。単純には、加圧弁５０上流側の燃料供給圧力とメインノズル流路４０の圧力の差が加圧弁５０の設定圧よりも大きくなればメインノズル流路４０に燃料が供給開始となる。この時、導入空気１５の供給圧力がメインノズル流路４０の圧力に対して配管圧損を加えても十分大きければ、引き続き空気の導入が可能である。
【００２３】
第１の実施例によれば、デュアルオリフィス形燃料噴射ノズルにおいて、点火から昇速途中までメインノズルに空気を導入することで燃料の微粒化を図り、かつ燃料噴射ノズルの外側に配置した旋回器により燃焼空気を旋回させて噴射ノズルより噴出する燃料と空気の混合気の噴霧角を適切な範囲に収めて燃焼安定性を改善することができる。また、メインノズル上流側に配置した加圧弁の設定圧力を小さくできる。したがって、ガスタービンの起動を安定に達成できると共に燃料供給ポンプの吐出圧力を小さくできる効果がある。また、エアアシスト形液体燃料噴射ノズルに比べ、大容量の圧縮機は必要無く、大規模な熱交換器は不要である。つまり、設備の簡略化が図れる。
【００２４】
（第２の実施例）
図２に、第２の実施例を示す。第１の実施例との違いは、燃料噴射ノズル１の外側に配置した燃焼空気を旋回させる第一の旋回器８０に加えて、燃料噴射ノズル１の燃焼室側先端６に接して燃焼空気を旋回させるようにした第二の旋回器９０を設けたことである。以下、第１の実施例と同じ部位については同じ記号とし、重複する説明については省略する。
【００２５】
第１の実施例で述べたように、ガスタービンの点火から昇速の途中までメインノズル流路４０に空気１５を導入し、さらに燃料噴射ノズル１の外側に配置した旋回器８０により燃料噴射ノズル１を中心にして燃焼空気を旋回させると、パイロットノズル開口部３２から噴出する燃料が微粒化されると共に、燃料噴射ノズル１から噴出する混合気の噴霧角を空気１５の導入が無い時と同等の範囲に維持できる。しかし、この時、燃焼用空気１０ａの旋回流により半径方向に広げられた燃料と噴霧空気の混合気の一部が上流方向に逆流し、燃料噴射ノズル１の端面６及びその近傍の部材７に衝突する傾向を示す。この事象により、燃料噴射ノズル１の端面６及びその近傍の部材７に衝突した燃料液滴が当該部分で間欠的に燃焼することから燃焼器構造部材のメタル温度が変動し、また燃料成分の一部がカーボン化してコーキングする等の不具合を誘起する可能性が高くなる。そこで、第２の実施例では、旋回器８０による燃焼用空気１０ａを旋回させる第一の旋回手段とは別に、燃料噴射ノズル１の燃焼室側先端６に向かって開口部９１を有する旋回器９０により、燃焼用空気１０ａを旋回させるようにした。ここで、第二の旋回手段である旋回器９０からの燃焼空気流量は第一の旋回手段である旋回器８０からの燃焼空気流量よりも小さく設定し、燃焼器に流入する全燃焼空気流量の０.１〜１％程度とする。また、旋回器９０による燃焼空気噴出口９１は旋回器８０による燃焼空気噴出口８１よりも上流側に配置し、燃料噴射ノズル１の燃焼室側先端６に接して燃焼用空気１０ａを旋回させる。こうすることで、パイロットノズルからの燃料２０ａとメインノズルからの空気１５との混合気は、混合気の周囲に燃焼空気の層を形成して燃焼室５に噴出する。旋回器９０による燃焼空気流量は小さいので、混合気を半径方向に広げる作用は殆ど無く、混合気が軸方向に噴出するのを補助する。この状態で旋回器８０による燃焼空気により半径方向に広げられても、混合気が既に燃料ノズルの端面６から離れているから燃料噴射ノズル１の端面６及びその近傍の部材７への燃料液滴の衝突が大幅に緩和される。したがって、燃焼器構造部材のメタル温度変動や燃料成分の一部がカーボン化してコーキングする等の不具合を大幅に抑制できることになる。
【００２６】
第２の実施例によれば、燃料噴射ノズルの端面及びその近傍の部材への燃料液滴の衝突を大幅に緩和することができる。したがって、燃焼器構造部材のメタル温度変動や燃料成分の一部がカーボン化してコーキングする等の不具合を大幅に抑制できる効果がある。
【００２７】
（第３の実施例）
図４に、第３の実施例を示す。第３の実施例は、第２の実施例からメインノズル流路４０に接続される導入空気流路６０に加圧弁１００を設けたものである。加圧弁１００は、当該部に空気１５が流れ始めるクラック圧を１ｋＰａ以上に設定したものが選定される。これ以下のクラック圧であると、メイン燃料２０ｂが加圧弁１００の上流側に侵入するのを防止できない可能性が生じる。ただし、クラック圧を過大に設定すると導入空気１５の供給圧力を不必要に大きくする結果となる。加圧弁１００は、メインノズル流路４０に近接して配置される。具体的には、逆止弁あるいは加圧弁１００を導入空気流路６０に設けるが、できる限りメインノズル流路４０との接続位置から近い距離に配置するのが望ましい。
【００２８】
第３の実施例では、メインノズル流路４０の上流側に配置した加圧弁５０の圧力がクラック圧に到達した時に、メインノズル流路４０に燃料の供給が開始される。この時、空気供給圧力が燃料流量増加によるメインノズル流路４０内の圧力上昇に勝る状態では空気１５も供給され続ける。そして、メインノズル流路４０内の圧力が一定圧力以上になると空気１５の供給は停止するが、加圧弁１００が設置されているため、メイン燃料２０ｂが加圧弁１００の上流側に侵入することは無い。
【００２９】
第３の実施例によれば、導入空気流路６０に加圧弁１００を配置することで、その上流側への燃料の侵入を防止できる。したがって、導入空気流路６０に液体燃料２０ｂが残留する事態を避けることができる。
【００３０】
（第４の実施例）
図５に、第４の実施例を示す。第４の実施例は、第２の実施例からメインノズルの上流側に配置した加圧弁５０の上流側圧力を検出する圧力センサ１１０と、メインノズル流路４０に接続した導入空気流路６０の上流側に流路を開閉する弁１２０を設けたものである。圧力センサ１１０としては、ガスタービンで通常使用される電気信号を送信できる圧力センサで良く、圧力検出方式は問わない。
【００３１】
第４の実施例においては、メインノズルに燃料供給が開始されるのは加圧弁５０がクラック圧以上に達した時であるから、加圧弁５０の上流側圧力を圧力センサ１１０で検出し、加圧弁５０がクラック圧に到達する以前には弁１２０を閉止して、弁１２０の上流側に燃料２０ｂが侵入しないようにする。また、第３の実施例で説明した加圧弁１００を弁１２０の下流側に配置して導入空気配管への燃料の侵入を二重に防ぐ配慮をしている。ただし、場合によっては加圧弁１００の配置は省略できる。
【００３２】
第４の実施例によれば、加圧弁５０の上流側圧力を検出することによりメインノズルへの燃料供給タイミングを検知し、それ以前に加圧弁５０の下流側とメインノズルに至る燃料流路の間に空気を導入する配管を開閉する弁１２０を閉止することができる。したがって、より確実に導入空気配管に液体燃料が侵入するのを防止することができる効果がある。
【００３３】
（第５の実施例）
図６に、第５の実施例を示す。第５の実施例は、第２の実施例から、ガスタービンの停止時に燃料噴射ノズル１にパージ空気１６を供給するようにしたものである。第５の実施例においても、前述の実施例と重複する説明は省略し、ガスタービン停止時における空気による燃料パージについてのみ説明する。
【００３４】
ガスタービンは、停止時にノズル内に燃料が残留したまま放置すると、燃料の一部が余熱によって熱分解し、ノズル内をコーキングすることがあるので、パージ空気によってノズル内の燃料を放出する必要がある。この時、加圧弁の下流側にあるメインノズルに十分なパージ空気を流すためにはパージ空気圧力をメインノズル上流側に配置した加圧弁の設定圧力以上に大きくする必要があり、パイロットノズルに必要以上のパージ空気が流れることになる。そこで、第５の実施例では、上述のように点火から昇速の途中まで空気を導入するために設けた加圧弁の下流側とメインノズルに至る燃料流路の間の空気導入手段からパージ空気を導入する。
【００３５】
ガスタービンが停止すると、所定の制御に従ってパージ空気１６は、開閉弁１３０ａを介してパイロットノズル流路３０に供給される。また、開閉弁130ｂを介して、導入空気流路６０にも供給される。導入空気流路６０はメインノズル流路４０に接続されており、パージ空気１６は加圧弁５０の下流側に供給されることになる。したがって、ガスタービン停止時にメインノズル流路４０に残った燃料２０ｂは、加圧弁５０の設定クラック圧よりも低い空気圧力でパージすることが可能である。パイロットノズル流路３０及びメインノズル流路４０に至るパージ空気配管の流路にはそれぞれ加圧弁１４０及び加圧弁１００が配置される。これらの加圧弁は、燃料が加圧弁の上流側に侵入するのを防止するものである。また、それぞれのクラック圧を調整することで、パイロットノズル流路３０及びメインノズル流路４０へ供給されるパージ空気１６の流量を適正範囲に調整することができる。
【００３６】
ここで、パージ空気１６の供給手段と、点火から昇速途中までメインノズル流路４０に導入空気１５を供給する手段とが同じ圧縮機であっても良い。加圧弁５０の下流側にパージ空気１６を導入することでパージ空気圧力を低減できるため、導入空気１５とパージ空気１６との共用が容易となっている。また、メインノズル流路４０への導入空気１５用開閉弁１２０とパージ空気１６用開閉弁130bを共用することも可能である。
【００３７】
第５の実施例によれば、メインノズルに供給するパージ空気圧力を加圧弁５０の設定圧力よりも小さくできる。したがって、パージ空気用の圧縮機の吐出圧が小さくても良く、またパイロットノズルとメインノズルの両方に適正範囲でパージ空気流量を供給できる効果がある。
【００３８】
【発明の効果】
本発明により、デュアルオリフィス形燃料噴射ノズルにおいて、燃料の微粒化、及び、設備の簡略化を図ることが可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施例に関する燃料噴射ノズルの断面図。
【図２】本発明の第２の実施例に関する燃料噴射ノズルの断面図。
【図３】本発明の第１の実施例に関する燃料噴射ノズルを組み込んだガスタービン燃焼器の断面図。
【図４】本発明の第３の実施例に関する燃料噴射ノズルの断面図。
【図５】本発明の第４の実施例に関する燃料噴射ノズルの断面図。
【図６】本発明の第５の実施例に関する燃料噴射ノズルの断面図。
【符号の説明】
１…燃料噴射ノズル、２…燃焼器、５…燃焼室、１０，１０ａ…燃焼用空気、１５…導入空気、１６…パージ空気、２０ａ…パイロット燃料、２０ｂ…メイン燃料、３０…パイロットノズル流路、４０…メインノズル流路、５０，１００…加圧弁、６０…導入空気流路、８０，９０…旋回器、１１０…圧力センサ、120，１３０ａ，１３０ｂ…開閉弁。

Claims

燃料を噴出するパイロットノズルと、前記パイロットノズルの外周に配置され、燃料を噴出するメインノズルとを備え、前記メインノズルに加圧弁を設けたガスタービン燃焼器であって、
該メインノズルに空気を導入する手段を設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器。
燃料を噴出するパイロットノズルと、前記パイロットノズルの外周に配置され、燃料を噴出するメインノズルとを備え、前記メインノズルに加圧弁を設けた燃料噴射ノズルであって、
該メインノズルに空気を導入する手段を設け、前記燃料噴射ノズル前方へ燃焼空気を旋回させながら供給する手段を設けたことを特徴とする燃料噴射ノズル。
請求項２記載のガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズルであって、
該メインノズルに空気を導入する手段と、前記燃料噴射ノズル前方へ燃焼空気を旋回させながら供給する第一の旋回手段と、前記燃料噴射ノズルの該燃焼室側先端の面に接して該燃焼空気を旋回させるようにした第二の旋回手段とを設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズル。
請求項２記載のガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズルであって、
該メインノズルに空気を導入する導入空気配管流路に燃料が侵入しないようにする手段を設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズル。
請求項２記載のガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズルであって、
前記メインノズルの上流側に配置した該加圧弁の上流側圧力を検出する手段と、前記メインノズルに空気を導入する導入空気配管流路に燃料が侵入しないようにする手段を設けたことを特徴とするガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズル。
請求項２記載のガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズルであって、
前記メインノズルに空気を導入する手段からパージ空気を導入するようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズル。
パイロットノズルと前記パイロットノズルの外周にメインノズルを配置し、両者の下流側噴出口を環状かつオリフィス形状とし、前記メインノズルの上流側に加圧弁が配置され、前記パイロットノズルの下流側に燃焼室を備えたガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズルあって、
前記メインノズルに空気を導入する手段を設け、前記ガスタービンの点火時から所望の時期まで前記空気導入手段から該空気を導入するようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器用燃料噴射ノズル。
パイロットノズルと前記パイロットノズルの外周にメインノズルを配置し、両者の下流側噴出口をオリフィス形状とし、前記メインノズルの上流側に加圧弁が配置され、該加圧弁が予め設定したクラック圧未満では前記パイロットノズルにのみ燃料が供給され、該クラック圧以上では該パイロットノズルと該メインノズルの両方に該燃料が供給され、前記パイロットノズルの下流側に燃焼室を備えたガスタービン燃焼器の燃料噴射方法であって、
前記メインノズルに空気を導入する手段を設け、前記ガスタービンの点火時から所望の時期まで前記空気導入手段から該空気を導入するようにしたことを特徴とするガスタービン燃焼器の燃料噴射方法。